热设计和验证的科学卫星Q-SAT球形

文摘

小卫星已经逐渐成为一个重要的意思是科学探索的空间。清华大学开发了一个球形小卫星,Q-SAT,旨在检测地球重力和大气参数。在当前的纸、热控制Q-SAT进行了探讨。卫星之间的热交换和环境辐射的主要部分。不同于传统的长方体卫星,目前球形卫星没有个人热量输入和输出平面的卫星热设计带来了挑战。此外,小型卫星的成本需要尽可能低。一个被动热控制解决方案基于集成Q-SAT采用球形结构。集成两个半球的结合是为了促进热传导。不同的材料是用来控制传热路径。首先,一组数值模拟表明,目前的设计可以适应复杂飞行环境。 Next, the thermal design is verified by thermal tests. As the traditional heat radiation lamps cannot meet the test requirements of the spherical satellite, an external heat flow test method which is based on distributed heaters is proposed. Results from numerical simulations agree well with the experimental test results. Both results show that the thermal system can guarantee the functions of the satellite. Q-SAT was successfully launched into orbit on August 6, 2020. The telemetry data from Q-SAT verified the effectiveness of the satellite thermal system. The thermal design and test method proposed in present paper can potentially be adopted to other small scientific satellites as well.

1。介绍

这个研究的背景是清华大学开发的小卫星,Q-SAT。Q-SAT的使命是上层大气密度和重力场探测低地球轨道(LEO) [1]。的主要载荷Q-SAT GNSS接收机,它可以确定Q-SAT精确的位置。精确的轨道数据可用于计算Q-SAT的气动阻力。大气参数检测任务要求area-to-mass比和气动阻力系数的卫星有很高的确定性减少测量误差。因此,Q-SAT被设计成球形更好地完成任务,这是常见的长方体独有的卫星。

为卫星热控制是必要的。卫星热控制系统的任务是保证组件的温度在合适的范围内,当卫星轨道任务期间暴露于外太空环境(2,3]。卫星之间的热量交换的主要形式和环境辐射。球形卫星的热特性不同于普通的多面。因此,Q-SAT的热控制系统需要专门设计。

热设计依靠主动或被动温度控制设备。主动热控制设备(4包括泵循环系统,加热器,形状记忆合金(SMA) [5),和百叶窗6]。小卫星通常有有限的规模和质量,因此很难使用主动热控制设备广泛(2,7]。被动热控制系统是指使用材料的传导和辐射特性来自动控制温度。材料通常用于被动热控制包括多层保温、涂料、油漆、镜子,辐射表面,热油,和聚酰亚胺结构(4,6,8- - - - - -10]。此外,被动热控制系统不需要额外的电源,它可以节省卫星的力量(11]。更重要的是,被动热控设备的成本非常低。被动热控制系统的硬件成本应用于小卫星可以低至148美元(12]。因此,被动方法是主要的小型卫星的热控制系统的解决方案。当然,被动热控制系统的有效性取决于准确的分析和有效的测试(11,13- - - - - -15]。热Q-SAT主要是一个被动的控制系统的设计理念辅以积极的加热器基于上述事实。

热测试是一个标准来判断是否热设计是有效的。热测试应该准确地模拟卫星的热环境。热测试的关键是模拟热流输入,通常来自不同源的辐射。最常见的方法是使用辐射灯分布在真空室作为输入热源(16]。然而,球面上的不同位置时的热输入不能准确控制当多个辐射灯同时工作。考虑到不同位置时的热输入的范围是不一样的,一个分布式外部热流模拟方法基于聚酰亚胺薄膜的电加热器类型提出了球形卫星和在这个任务。热测试的另一个关键因素是成本。测试费用占很大一部分(1/3)的卫星研发费用(17]。卫星热测试的成本非常昂贵,因为连续使用液态氮的热力系统,真空泵,冰冷的手指。热测试通常需要大量的专业人员固有的24小时测试过程。除此之外,特定类型的材料和设备,如红外线灯、电缆、电加热器,磁带,和电影需要包括测试设置(18]。考虑上述因素,热测试简化从以下方面:(一)测试侧重于小卫星的关键设备作为一个整体来降低成本,而不是测试设备,和不需要进行专门的验证设备的飞行体验。(b)热测试是在战略进行序列。

本文的第二部分介绍了Q-SAT结构和热控制设计方案。给出了仿真结果。报告的第三部分热测试的方法和结果。第四部分展示了卫星飞行轨道的实际温度状态。在上一节给出结论。

2。热设计

2.1。Q-SAT结构

概述和Q-SAT的布局如图所示1。卫星的外表面是一个密封的球体直径为510毫米。太阳能电池安装在Q-SAT保持球形的表面。卫星的结构包括两个半球形壳,一个赤道轴承套圈,轴承架,主板。两个半球形壳体固定连接到赤道轴承套圈的螺丝,是轴承架。主板上安装轴承架。天线安装在赤道轴承套圈的外表面。电子设备分布在轴承架和主板。卫星体坐标系的原点的定义是球体的中心。的 - - - - - -轴是垂直于赤道轴承套圈和正方向指向上半球。的 - - - - - -轴点GNSS天线的方向相反。的 - - - - - -轴有一个右手螺旋关系 - - - - - -轴和 - - - - - -轴。

的主要设备Q-SAT图所示2。姿态控制电脑(ACC),车载电脑(OBC), ISM收发器,单频GNSS接收机(S-F GNSS)安装在主板上。USB收发器、飞轮、微波放大器(MA),电池,电源控制单元(PCU)和主要载荷双频GNSS接收机(D-F GNSS)是固定在轴承架。另一个有效载荷,全景照相机一起车载智能处理模块是安装在赤道轴承套圈。外的镜头暴露卫星。

2.2。热控制基于集成的球形结构

定性讨论热控制之前进行数值模拟计算。因为空间是一个真空环境,卫星只能通过辐射与环境交互。因此,对于Q-SAT,热相互作用包括三个方面:(1)直接太阳辐射,(2)地球反射的太阳辐射(反照率辐射)和直接从地球红外辐射,和(3)的外表面热辐射的能量深太空的飞船。由于小级,其他行星的热作用可以忽略工程。当热了热卫星间的相互作用和环境等于内部散热,飞船处于热平衡状态(19]。轨道和阳光条件如图3。根据任务,Q-SAT选择轮高500公里与太阳同步轨道(SSO)。在飞行期间,Q-SAT维护硬件稳定的态度指向地球。的 - - - - - -轴总是指向地球的中心。

吸收的热量Q-SAT成正比依法辐照区域的辐射。Q-SAT是SSO的轨道,这是由许多小卫星。卫星有相似的形状,如常见的长方体卫星,有类似area-to-mass比率。然而,Q-SAT是不同的。如上所述,Q-SAT球面设计的目的是为了确保一个常数area-to-mass比率。为了使大气阻力的影响更明显,Q-SAT的高度应该下降得更快。因为上述原因,area-to-mass Q-SAT的比例远远大于正常的卫星。生动的,内部的Q-SAT大多数卫星相比是空的。Q-SAT area-to-mass比率是0.00965米²/公斤,这是大约10倍常见的卫星。Q-SAT很容易加热热辐射下空间相对于其他小卫星在SSO,因为更大的接触面积和小质量(卫星的主要材料通常是相似的,如铝合金、比热容是相对较近)。因此,过热的主要挑战是热控制根据初步分析。当然,上面的参数只是一个初步的趋势估计,应该使用和随后的数值模拟证实的可靠性热设计。

从图3,输入和输出的表面热辐射Q-SAT明显可以看到。的半球 - - - - - -方向总是激烈的照明期间,大多数是由太阳辐射,一部分被地球反射加热。半球的一部分 - - - - - -方向是由阳光和地球反照率辐射加热。表面的热量输出是另一个半球的一部分 - - - - - -方向。根据热平衡条件,这是唯一的散热面积。因此,有必要增加之间的热交换半球,其余尽可能以防止卫星过热。挑战在于如何利用有限的被动热控制方法实现定向传热。两个太阳的辐射热半球和产生的热设备内部Q-SAT需要转移到半球。一个巧妙的热控制方法采用热隔离层和高发射率提出了多层来解决这个问题。

图4Q-SAT热设计的概述。卫星分为5热模块包括半球,半球,赤道环、聚酰亚胺绝缘和核心(轴承架,主板有设备)根据结构布局。的半球的赤道环相连。的核心是由聚酰亚胺绝缘连接到赤道环。3模块之间的热阻的外层设计小,吸收的热量可以进行热辐射半球迅速完成散热。聚酰亚胺是用来隔离的高温半球直接暴露在太阳的辐射。多层膜的内表面相连半球,确保核心和之间的热交换半球和设备所产生的热量可以转让。相反,内表面半球是导电氧化的铝合金;红外发射率是非常低的。辐射传热的核心能力很低。这个设计可以减少之间的换热能力半球,通过辐射的核心。

半球是专门设计以达到热平衡。西半球包括框架和太阳能电池板(图5)。半球框架是由一块铝合金代替装配,确保较低的热阻。框架的表面阳极化处理以确保发射率。太阳能电池是通过聚酰亚胺薄膜贴在面板。从数据可以看出,大多数的半球占板外表面。太阳能电池和聚酰亚胺的面积和发射率可以准确计算,所以西半球的热辐射特征可以准确建模。赤道环还使用铝合金。硅胶应用于半球和赤道环之间的接触面,提高热导率。

主要的设备上安装的核心,确保热量辐射冷却Q-SAT表面。这些设备和轴承架采用提高导热的安装方法。这些设备安装在轴承架通过导热材料。表面是黑色阳极氧化膜结构提供可靠的发射率和吸收率。积极供暖设备使用的锂电池,防止它在低温下工作。

2.3。模拟

Q-SAT的热分析仿真软件中创建热桌面(TD)。卫星的热输入条件创建基于计划的轨道。热输入的关键参数包括太阳辐射和轨道之间的角度(如图3)、太阳常数和产生的热量Q-SAT内部设备。这些参数的变化将导致情况情况(通车)和未遇的冷空气情况(“)。当角太阳辐射是最大的,达到了吗半球。考虑两个半球之间的接触热阻半球最热量积累,这是西隧。同样,当角是最小的,在“卫星。和“表通车1。太阳常数的值考虑太阳辐射的波动范围。热设计应确保所有设备的操作温度在允许的范围内根据不同的情况。

Q-SAT热模型的建立和简化实体模型的基础上,而每个组件的热容量是保持不变。模型如图6。根据参数表1进行瞬态热分析,卫星,和所有被动热控制措施,主动加热控制的电池,和外部的热辐射被认为在计算。主要用于模拟材料参数如表所示2。两种情况下的权力的设备表中列出3。设备的布局如图所示2。

图7显示热分析的核心温度分布和“通车。表4仿真结果报告,包括每个组件的温度变化范围和“通车,一起许用温度范围比较。达到热平衡的时间是83640年代和52520年代在“通车。所有设备的工作温度在允许的范围内,根据分析结果的图形和表格统计,无论是在或“通车。热分析结果表明,热控制设计可以有效地控制Q-SAT的温度在合理的范围内。此外,热测试需要验证的可靠性热设计。

3所示。热测试

3.1。基于电加热器的热流分布的方法

热测试判断的可靠性热设计的基础。根据前面的分析,Q-SAT更担心经济过热。因此,热测试策略基于通车情况选择节约时间和成本。热测试的哲学的核心是验证Q-SAT作为一个整体,而不是测试每个设备。电加热器安装在卫星精确模拟的表面辐射的差异在球面上的不同位置。

有额外的问题使用Q-SAT的加热器热测试。加热器必须没有直接联系的太阳能电池。两个半球聚酰亚胺和模拟太阳能电池是解决这一问题。它们被用来替代真正的半球结构和太阳能电池热测试,以促进加热器的表面安装。两个半球之间的差异是否真正的太阳能电池。太阳能电池是成熟的航空航天产品有足够的飞行经验,所以它是合理的排除他们从测试。这个测试方法是使用分布式柔性电加热器(图8)在球的表面加热卫星根据分析能力。不像一架飞机,热量辐射的入射角度在球面上的不同位置同时是不同的。因为只有数量有限的离散加热器可以安装在球面上,每个加热器的功率应输入相应的积分区域的辐射密度。每个太阳能电池板将作为一个独立加热单元,和1 ~ 3加热器连接根据面板的面积。

布局方案的分布式外部加热器如图9。有8个加热电路(WRL1 ~ WRL8)热,和几个加热器串联在每个加热循环。的热量输入密度板属于相同的循环是相同的,因为这些电池板的平均累积辐射在一个轨道周期大约是相同的。加热器覆盖所有两个半球上的太阳能电池板。

加热器连接测试后半球,Q-SAT的表面喷上一种特殊的黑漆,消除热真空罐的环境影响。一个特殊隔热支架也旨在孤立的热量输入环境,与聚酰亚胺结构部署在其连接。图10热测试前是Q-SAT的概述。

图11列出了整个测试的步骤。热平衡测试是测试环境建立后进行的。只有模拟通车的热量输入,因为时间很紧;此外,过热可能是破坏性的问题,主动加热板载Q-SAT可以防止卫星太冷。热真空试验的环境温度控制曲线如图12。

3.2。热平衡测试的结果

热测试(图13根据上面的方法)进行。加热循环中列出的参数表5。WRL7,循环WRL5 WRL8显然更大的权力,是一致的半球被加热的主要部分的轨道。第一个1893年代的热平衡测试是模拟状态在影子其余时间内照明。每个加热器的功率是轨道周期的平均值。热设计的正确性和分析可以通过热平衡测试验证。

温度传感器(热敏电阻MF501)被安装在每台设备前测试。稳定温度的设备当卫星热均衡的结果,如表所示4。测试结果与仿真结果吻合较好,(通车),表明热设计和分析具有较高的可信度和可靠性。因此,有理由相信,在“分析结果也可靠,虽然相应热平衡测试由于短时间内尚未进行。

热真空试验的主要目的是验证设备的环境适应性和结构。热量输入热真空试验中根据参数表调整5。考试在Q-SAT前后热真空试验表明其性能没有改变。

4所示。在轨性能

Q-SAT于2020年8月6日,在CZ-2D火箭在酒泉卫星中心,中国西北,现在在轨道上运行良好。遥测数据包含温度的热敏电阻卫星收集的信息。本节介绍了卫星轨道的日常操作的热状态在10月22日,2020年,验证热设计。轨道周期大约是90分钟,在这一天是20.8°。之间的这一天是和“通车。热敏电阻在半球的内表面(图14)检测Q-SAT的接触。

半球的温度记录图15(通车)和图16(“)。表面温度变化的周期大约是90分钟,这是与卫星轨道的周期相同。最热的面板(10 #)大约是55°C,和相反的位置(02 #)是最冷在通车8°C。考虑到有一个5毫米厚的铝合金之间的传感器和卫星的外表面,测量结果可能偏差3 ~ 5°C。卫星表面上的最大温差约50 ~ 60°C根据以上事实。这温差显示使用一个集成的设计球形结构热控制是非常合理的。邻近的电池板的温度分布在两端的赤道环非常接近,这表明结构之间的热阻控制得很好。在“卫星时,球面的温度大约是-20°C。

卫星遥测数据的内部热敏电阻绘制在图17(通车)和图18(“)。从曲线可以看出,Q-SAT内部的温度也在轨道周期波动。所有设备的温度维持在0 ~ 20°C,和电池在9 ~ 19°C,这是一个很完美的范围。一些设备的温度低于预期。这是因为这些设备的运行功率已经调整在一定程度上时在轨道上运行。每日远程温度数据是本节所示类似。温度控制系统成功地保证Q-SAT的日常运作。

5。结论

根据Q-SAT的要求,一个被动的热控制系统提出了基于集成的球形结构。分析了卫星的在轨热输入,确定最差条件。热设计的想法是将热量从暴露面和设备Q-SAT尽快散热面。热控制的主要方法是使用热绝缘材料、导热材料、热控制涂料控制热量交换的路径。分析表明,该方法是可行的。

基于分布式电加热器的热测试方法用于适应Q-SAT的球形结构。外部热流输入准确的模拟。测试结果与仿真结果一致。卫星发射后,遥测数据显示,其内部温度控制得很好。优秀的操作表明,热Q-SAT令人满意的设计。依靠合理的热设计和精确的模拟,基于COTS的被动热控制系统可以满足小型卫星的需求。小卫星技术的蓬勃发展,可能有更多的异形卫星空间科学探测任务。本文的工作可以为更多的小卫星工程实践提供参考。

数据可用性

使用的数据来支持本研究的发现是包含在这篇文章,也可以从相应的作者。

的利益冲突

作者宣称没有利益冲突。

确认

作者感谢张气和Cai Yingkai(博士生)协助处理在轨遥测数据。作者还要感谢粉丝红煤从山东航天电子研究所建议热设计和测试。资金提供了本文的主要研究和开发项目在广东省,中国(2020号b090919002)。

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